GOE 414 AIRFOIL (goe414-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 414 AIRFOIL (goe414-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.6 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe414-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe414-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 414 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3137 0.12141 0.11532 -0.0294 1.0000 0.2070
-8.750 -0.3343 0.12129 0.11533 -0.0277 1.0000 0.2119
-8.500 -0.3681 0.12245 0.11667 -0.0258 1.0000 0.2134
-8.250 -0.3389 0.11629 0.11045 -0.0237 1.0000 0.2209
-8.000 -0.3583 0.11581 0.11010 -0.0215 1.0000 0.2266
-7.750 -0.3937 0.11672 0.11120 -0.0189 1.0000 0.2285
-7.500 -0.3709 0.11171 0.10615 -0.0169 1.0000 0.2379
-7.250 -0.3979 0.11164 0.10622 -0.0141 1.0000 0.2424
-7.000 -0.4335 0.11206 0.10681 -0.0112 1.0000 0.2439
-6.750 -0.4149 0.10776 0.10250 -0.0088 1.0000 0.2547
-6.500 -0.4471 0.10766 0.10254 -0.0070 1.0000 0.2588
-6.250 -0.4437 0.10445 0.09938 -0.0043 1.0000 0.2660
-6.000 -0.4648 0.10346 0.09847 -0.0039 1.0000 0.2744
-5.500 -0.4880 0.09947 0.09460 -0.0048 1.0000 0.2919
-5.250 -0.4755 0.09567 0.09084 0.0009 1.0000 0.2994
-5.000 -0.4835 0.09319 0.08840 0.0003 1.0000 0.3106
-4.750 -0.4874 0.09079 0.08601 -0.0004 1.0000 0.3247
-4.500 -0.4868 0.08820 0.08344 0.0005 1.0000 0.3404
-4.250 -0.4846 0.08551 0.08079 0.0029 1.0000 0.3572
-4.000 -0.4579 0.08199 0.07723 0.0004 0.9913 0.3890
-3.750 -0.3221 0.05528 0.04804 -0.0560 0.9845 0.1665
-3.500 -0.2745 0.05178 0.04415 -0.0620 0.9732 0.1716
-3.250 -0.2255 0.04833 0.04003 -0.0677 0.9621 0.1762
-3.000 -0.1787 0.04627 0.03746 -0.0724 0.9511 0.1912
-2.750 -0.1240 0.04433 0.03486 -0.0780 0.9411 0.2147
-2.500 -0.0891 0.04367 0.03409 -0.0799 0.9285 0.2421
-2.250 -0.0542 0.04354 0.03384 -0.0820 0.9159 0.2763
-2.000 -0.0188 0.04327 0.03354 -0.0839 0.9036 0.3028
-1.750 0.0205 0.04291 0.03296 -0.0865 0.8917 0.3268
-1.500 0.0667 0.04253 0.03235 -0.0900 0.8809 0.3535
-1.250 0.0986 0.04236 0.03209 -0.0911 0.8683 0.3858
-1.000 0.1295 0.04211 0.03192 -0.0921 0.8559 0.4283
-0.750 0.1625 0.04150 0.03170 -0.0932 0.8447 0.5127
-0.500 0.2023 0.03966 0.03125 -0.0936 0.8353 1.0000
-0.250 0.2341 0.04045 0.03146 -0.0952 0.8232 1.0000
0.000 0.2544 0.04144 0.03211 -0.0950 0.8111 1.0000
0.250 0.2785 0.04241 0.03278 -0.0954 0.8003 1.0000
0.500 0.3190 0.04306 0.03311 -0.0977 0.7920 1.0000
0.750 0.3291 0.04434 0.03423 -0.0963 0.7806 1.0000
1.000 0.3498 0.04552 0.03522 -0.0963 0.7721 1.0000
1.250 0.3725 0.04668 0.03620 -0.0965 0.7644 1.0000
1.500 0.3865 0.04813 0.03751 -0.0958 0.7566 1.0000
1.750 0.4089 0.04932 0.03857 -0.0960 0.7494 1.0000
2.000 0.4240 0.05085 0.03998 -0.0955 0.7430 1.0000
2.250 0.4320 0.05267 0.04172 -0.0945 0.7375 1.0000
2.500 0.4629 0.05381 0.04274 -0.0957 0.7325 1.0000
2.750 0.4630 0.05595 0.04482 -0.0940 0.7274 1.0000
3.000 0.4698 0.05793 0.04676 -0.0930 0.7235 1.0000
3.250 0.4859 0.05972 0.04848 -0.0930 0.7201 1.0000
3.500 0.5113 0.06125 0.04995 -0.0937 0.7157 1.0000
3.750 0.5093 0.06366 0.05234 -0.0922 0.7137 1.0000
4.000 0.5130 0.06598 0.05464 -0.0913 0.7126 1.0000
4.250 0.5180 0.06826 0.05692 -0.0905 0.7116 1.0000
4.500 0.5241 0.07061 0.05926 -0.0900 0.7116 1.0000
4.750 0.5304 0.07299 0.06164 -0.0895 0.7119 1.0000
5.000 0.5380 0.07545 0.06411 -0.0893 0.7130 1.0000
5.250 0.5482 0.07800 0.06667 -0.0894 0.7146 1.0000
5.500 0.5658 0.08077 0.06945 -0.0904 0.7165 1.0000
5.750 0.4959 0.08618 0.07501 -0.0867 0.7892 1.0000
6.000 0.5260 0.08887 0.07770 -0.0886 0.7768 1.0000
6.250 0.5256 0.08998 0.07884 -0.0866 0.7657 1.0000
6.500 0.5380 0.09217 0.08105 -0.0865 0.7560 1.0000
6.750 0.5711 0.09546 0.08435 -0.0889 0.7461 1.0000
7.000 0.5743 0.09686 0.08580 -0.0875 0.7341 1.0000
7.250 0.5806 0.09890 0.08787 -0.0867 0.7238 1.0000
7.500 0.6047 0.10199 0.09101 -0.0881 0.7151 1.0000
7.750 0.6218 0.10429 0.09335 -0.0884 0.7028 1.0000
8.000 0.6203 0.10605 0.09515 -0.0869 0.6929 1.0000
8.250 0.6537 0.11000 0.09916 -0.0894 0.6865 1.0000
8.500 0.6475 0.11115 0.10037 -0.0873 0.6754 1.0000
8.750 0.6573 0.11380 0.10308 -0.0873 0.6680 1.0000
9.000 0.6776 0.11656 0.10590 -0.0880 0.6583 1.0000
9.250 0.6765 0.11861 0.10800 -0.0870 0.6508 1.0000
9.500 0.6964 0.12158 0.11106 -0.0879 0.6435 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 414 AIRFOIL (goe414-il)